CN114169070A - 一种飞行器的翼型生成方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种飞行器的翼型生成方法，包括：建立翼型的厚度分布模型，厚度分布模型通过厚度分段函数表示，且厚度分段函数以最大相对厚度、最大相对厚度位置和后缘相对厚度为输入，以弦长所有位置的厚度为输出；建立翼型的弯度分布模型，弯度分布模型通过弯度分段函数表示，且弯度分段函数以最大相对弯度和最大相对弯度位置为输入，以弦长所有位置的弯度输出；根据厚度分布模型和弯度分布模型，获取同一弦长位置的厚度和弯度，生成目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据。本发明提供的技术方案解决了现有已公开的多种翼型，由于所公开的表示方式都是局部的，并没有公开完整的翼型簇，从而导致采用这些翼型在应用上具有较大局限性的问题。

Description

一种飞行器的翼型生成方法
技术领域
本发明涉及但不限于直升机翼型气动设计技术领域，具体涉及一种飞行器的翼型生成方法。
背景技术
翼型选择与设计是飞机设计前必须进行的一项重要工作， D.P.Raymer指出：“就许多方面来说，翼型是飞机的心脏”。这是因为机翼是飞机产生升力和阻力的主要部件，而构成机翼的翼型对飞机性能有很大影响。翼型影响着巡航速度、起飞与着陆性能、失速速度、操纵品质和所有飞行阶段的空气动力效率。
翼型对飞机性能的影响同样体现在翼型的发展史中，正是翼型的研究使飞机研制渐渐成为一门科学。最早期的翼型是通过模仿鸟类的翅膀形状制造的，莱特兄弟、桑托斯·杜蒙在各自的飞机制造过程中最早就是使用这种翼型；这类翼型虽然有较大升力，但阻力也非常大，升阻比较低。上世纪初，德国哥廷根大学利用俄国科学家茹科夫斯基的理论翼型和德国科学家门克的薄翼理论，通过反复的设计实验，研究出了哥廷根系列翼型。在此以后世界各航空大国都进行了各自的翼型发展。
目前已有众多已公开的翼型，但这些翼型的表示方式都是局部的，并没有公开完整的翼型簇，应用上具有一定的局限性。
发明内容
本发明的目的为：本发明实施例提供一种飞行器的翼型生成方法，以解决现有已公开的多种翼型，由于所公开的表示方式都是局部的，并没有公开完整的翼型簇，从而导致采用这些翼型在应用上具有较大局限性的问题。
本发明的技术方案为：
本发明实施例提供一种飞行器的翼型生成方法，包括：
步骤1，建立翼型的厚度分布模型，所述厚度分布模型通过厚度分段函数表示，且所述厚度分段函数以最大相对厚度、最大相对厚度位置和后缘相对厚度为输入，以弦长所有位置的厚度为输出；
步骤2，建立翼型的弯度分布模型，所述弯度分布模型通过弯度分段函数表示，且所述弯度分段函数以最大相对弯度和最大相对弯度位置为输入，以弦长所有位置的弯度输出；
步骤3，根据所述厚度分布模型和弯度分布模型，获取同一弦长位置的厚度和弯度，生成目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据。
可选地，如上所述的飞行器的翼型生成方法中，所述步骤1中所建立的翼型的厚度分布模型为：
Figure BDA0003369598370000021
其中，输入参数分别为最大相对厚度Tmax、最大相对厚度位置 PTmax和后缘相对厚度Te，x表示相对弦长位置。
可选地，如上所述的飞行器的翼型生成方法中，所述步骤1中建立的厚度分布模型中，
第一厚度分段函数的约束条件为：前缘点厚度为零，前缘点斜率无穷大以保证翼型前缘具有一定前缘半径，以及最大厚度处斜率为零，最大厚度位置处的厚度为给定值；
第二厚度分段函数的约束条件为：最大厚度处斜率为零(为了与第一段函数平滑连接)，以及后缘处厚度为给定值。
可选地，如上所述的飞行器的翼型生成方法中，
所述第一厚度分段函数的约束条件的验证方式包括：将x＝0代入厚度分布函数f(T)中，得到f(T)＝0；对厚度分布函数f(T)进行求导得到f'(T)，将x＝0代入f'(T)中，得到f'(T)为无穷大；将x＝PTmax代入 f'(T)中，得到f'(T)为0；将x＝PTmax代入f(T)中，得到f(T)＝Tmax
所述第二厚度分段函数的约束条件中的验证方式包括：将 x＝PTmax代f'(T)其中，得到f'(T)为0。
可选地，如上所述的飞行器的翼型生成方法中，所述翼型的上翼面和下翼面在各对应弦长位置连线的中点形成弯度线，定义弦线为X 轴，弯度线上每点距X轴的距离为对应弦长位置的弯度；所述步骤2 中建立的翼型的弯度分布模型为：
Figure BDA0003369598370000031
其中，输入参数分别为最大相对弯度Cmax和最大相对弯度位置 PCmax，x表示相对弦长位置。
可选地，如上所述的飞行器的翼型生成方法中，
第一弯度分段函数的约束条件为：前缘弯度为零，以及最大弯度处斜率为零，最大弯度位置处弯度为给定值；
第二弯度分段函数的约束条件为：最大弯度处斜率为零(为了与第一段函数平滑连接)，以及后缘处弯度为零。
可选地，如上所述的飞行器的翼型生成方法中，
所述第一弯度分段函数的约束条件的验证方式包括：将x＝0代入弯度分布函数f(C)中，得到f(C)＝0；对弯度分布函数f(C)进行求导得到f'(C)，将x＝PCmax代入f'(C)中，得到f'(C)为0；将x＝PCmax代入f(C) 中，得到f(C)＝Cmax；
所述第二弯度分段函数的约束条件的验证方式包括：对弯度分布函数f(C)进行求导得到f'(C)，将x＝PCmax代入f'(C)中，得到f'(C)为0；将x＝1代入第二段函数，得到f(C)＝0。
可选地，如上所述的飞行器的翼型生成方法中，所述步骤3中，生成的目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据为：
Figure BDA0003369598370000041
其中，хu为上翼面横坐标；yu为上翼面纵坐标；хd为下翼面横坐标； yd为下翼面纵坐标；x为相对弦长位置；θ为弯度在弦向位置x处的切线切角。
本发明的有益效果为：
本发明实施例提出了一种飞行器的翼型生成方法，通过建立翼型的厚度分布模型和弯度分布模型，其中的厚度分布模型通过厚度分段函数表示，弯度分布模型通过弯度分段函数表示，并且厚度分段函数和弯度分段函数的每个分段都具有相应的约束条件；从而基于已建立的厚度分段函数和弯度分段函数，根据厚度与弯度的物理关系(即同一x位置具有对应的厚度和弯度)，换算出翼型上下翼面的坐标，生成目标翼型的上下翼面坐标数据。本发明实施例提供能的技术方案，可以通过输入相对弯度、相对弯度位置、相对厚度、相对厚度位置以及后缘相对厚度生成所需的翼型，这些输入参数是连续的，能极大的满足翼型的工程实际应用。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为现有NACA系列翼型的表示方式的示意图；
图2为本发明实施例提供的一种飞行器的翼型生成方法的流程图；
图3为本发明实施例中所生成的翼型厚度分布的示意图；
图4为本发明实施例中所生成的翼型弯度分布的示意图；
图5为本发明实施例中所生成的翼型效果的示意图；
图6为本发明实施例中所生成的翼型升力系数与升阻比的示意图；
图7为本发明实施例中所生成的翼型升力系数与力矩系数的示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域相关的技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
上述背景技术中已经说明，现有已公开的多种翼型，由于所公开的表示方式都是局部的，并没有公开完整的翼型簇，从而导致采用这些翼型在应用上具有较大局限性的问题。
对于现有已公开的翼型中，最著名的是美国发展的NACA系列翼型，以四位数字系列为例，如图1所示，为现有NACA系列翼型的表示方式的示意图，图1所示NACA系列翼型的表示方式中：
第一个数字代表弯度，为弦长的百分数；第二个数字代表弯度站位，为弦长的十分数；最后两位数代表厚度，为弦长的百分数；上述图1中的每个数字位仅为个位数字，可以表示的离散点较少、并且不连续，难以表示出多种翼型的情况；例如相对弯度为0.5％，相对弯度站位为25％，相对厚度为12.5％等参数的翼型是不能生成的，只能获得一些离散的翼型，并且相对厚度位置也不能自已设置。
针对现有已公开翼型所存在的问题，本发明实施例提供一种飞行器的翼型生成方法，能自由的设置相对弯度、相对弯度位置、相对厚度、相对厚度位置以及后缘相对厚度生成所需的翼型；采用本发明实施例提供的方法生成翼型，极大的扩大了翼型的工程实际应用范围。
图2为本发明实施例提供的一种飞行器的翼型生成方法的流程图，本发明实施例提供的飞行器的翼型生成方法，可以包括如下步骤：
步骤1，建立翼型的厚度分布模型，厚度分布模型通过厚度分段函数表示，且厚度分段函数以最大相对厚度、最大相对厚度位置和后缘相对厚度为输入，以弦长所有位置的厚度为输出；
步骤2，建立翼型的弯度分布模型，弯度分布模型通过弯度分段函数表示，且弯度分段函数以最大相对弯度和最大相对弯度位置为输入，以弦长所有位置的弯度输出；
步骤3，根据厚度分布模型和弯度分布模型，获取同一弦长位置的厚度和弯度，生成目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据。
在本发明实施例中，上述步骤1中所建立的翼型的厚度分布模型可以为：
Figure BDA0003369598370000071
其中，输入参数分别为最大相对厚度Tmax、最大相对厚度位置 PTmax和后缘相对厚度Te，x表示相对弦长位置。
本发明实施例在具体实现中，步骤1中建立的厚度分布模型中，具有以下两个约束条件：
第一厚度分段函数的约束条件为：前缘点厚度为零，前缘点斜率无穷大以保证翼型前缘具有一定前缘半径，以及最大厚度处斜率为零，最大厚度位置处的厚度为给定值；
第二厚度分段函数的约束条件为：最大厚度处斜率为零(该约束条件的作用为：为了与第一段函数平滑连接)，以及后缘处厚度为给定值。
该步骤1中上述两个约束条件的验证方式如下：
第一厚度分段函数的约束条件的验证方式包括：将x＝0代入厚度分布函数f(T)中，得到f(T)＝0；对厚度分布函数f(T)进行求导得到 f'(T)，将x＝0代入f'(T)中，得到f'(T)为无穷大；将x＝PTmax代入f'(T) 中，得到f'(T)为0；将x＝PTmax代入f(T)中，得到f(T)＝Tmax；
第二厚度分段函数的约束条件中的验证方式包括：将x＝PTmax代 f'(T)其中，得到f'(T)为0。
需要说明的是，本发明实施例中，翼型的上翼面和下翼面在各对应弦长位置连线的中点形成弯度线，定义弦线为X轴，弯度线上每点距X轴的距离为对应弦长位置的弯度。
在本发明实施例中，上述步骤2中建立的翼型的弯度分布模型具体为：
Figure BDA0003369598370000081
其中，输入参数分别为最大相对弯度Cmax和最大相对弯度位置 PCmax，x表示相对弦长位置。
本发明实施例在具体实现中，步骤2中建立的弯度分布模型中，具有以下两个约束条件：，
第一弯度分段函数的约束条件为：前缘弯度为零，以及最大弯度处斜率为零，最大弯度位置处弯度为给定值；
第二弯度分段函数的约束条件为：最大弯度处斜率为零(为了与第一段函数平滑连接)，以及后缘处弯度为零。
该步骤2中上述两个约束条件的验证方式如下：
第一弯度分段函数的约束条件的验证方式包括：将x＝0代入弯度分布函数f(C)中，得到f(C)＝0；对弯度分布函数f(C)进行求导得到 f'(C)，将x＝PCmax代入f'(C)中，得到f'(C)为0；将x＝PCmax代入f(C)中，得到f(C)＝Cmax；
第二弯度分段函数的约束条件的验证方式包括：对弯度分布函数 f(C)进行求导得到f'(C)，将x＝PCmax代入f'(C)中，得到f'(C)为0；将 x＝1代入第二段函数，得到f(C)＝0。
在本发明实施例中，上述步骤3中所生成的目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据可以为：
Figure BDA0003369598370000091
其中，хu为上翼面横坐标；yu为上翼面纵坐标；хd为下翼面横坐标；yd为下翼面纵坐标；x为相对弦长位置；θ为弯度在弦向位置x 处的切线切角。
本发明实施例提供的飞行器的翼型生成方法，通过建立翼型的厚度分布模型和弯度分布模型，其中的厚度分布模型通过厚度分段函数表示，弯度分布模型通过弯度分段函数表示，并且厚度分段函数和弯度分段函数的每个分段都具有相应的约束条件；从而基于已建立的厚度分段函数和弯度分段函数，根据厚度与弯度的物理关系(即同一x 位置具有对应的厚度和弯度)，换算出翼型上下翼面的坐标，生成目标翼型的上下翼面坐标数据。本发明实施例提供能的技术方案，可以通过输入相对弯度、相对弯度位置、相对厚度、相对厚度位置以及后缘相对厚度生成所需的翼型，这些输入参数是连续的，能极大的满足翼型的工程实际应用。
以下通过一个具体实施例对本发明实施例提供的飞行器的翼型生成方法的具体实现方式进行详细说明。
该具体实施例提供的飞行器的翼型生成方法可以包括如下步骤，第一步：建立翼型的厚度分布模型
厚度分布模型通过厚度分段函数表示，且厚度分段函数的输入参数包括：最大相对厚度Tmax、最大相对厚度位置PTmax和后缘相对厚度Te，厚度分段函数的公式如下：
Figure BDA0003369598370000101
其中，Tmax为最大相对厚度、PTmax为最大相对厚度位置，Te为后缘相对厚度，x表示相对弦长位置，上述厚度分段函数的输出为弦长所有位置的厚度；
该步骤所建立的厚度分段函数具有以下两个约束条件，具体包括：
第一约束：在厚度分布函数f(T)中，将x＝0代入其中，可得 f(T)＝0，满足前缘点厚度为0的约束条件；
对厚度分布函数f(T)进行求导得到f'(T)，将x＝0代入其中，可得f'(T)为无穷大，满足前缘点斜率为无穷大的要求；
将x＝PTmax代入f'(T)中，可得f'(T)为0，满足最大厚度斜率为0 的要求；
将x＝PTmax代入f(T)中，可得f(T)＝Tmax，满足最大厚度位置处的厚度为给定值的要求。
第二约束：将x＝PTmax代f'(T)其中，可得f'(T)为0，满足最大厚度斜率为0的要求；由输入的后缘相对厚度Te确定为后缘处厚度的给定值。
第二步，建立翼型的弯度分布模型
翼型的上翼面和下翼面在各对应弦长位置连线的中点形成弯度线，定义弦线为X轴，弯度线上每点距X轴的距离为对应弦长位置的弯度，若上下翼面完全对称，则弯度为0。
弯度分布模型通过弯度分段函数表示，且弯度分段函数的输入参数包括最大相对弯度Cmax和最大相对弯度位置PCmax，弯度分段函数的公式为：
Figure BDA0003369598370000111
其中，输入参数分别为最大相对弯度Cmax和最大相对弯度位置 PCmax，x表示相对弦长位置，上述弯度分段函数的输出为弦长所有位置的弯度。
该步骤中建立的弯度分段函数同样具有以下两个约束条件，具体包括：
第一约束：在弯度分布函数f(C)中，将x＝0代入f(C)中，可得 f(C)＝0，满足前缘点弯度为0的约束条件；
对弯度分布函数f(C)进行求导得到f'(C)，将x＝PCmax代入f'(C) 中，可得f'(C)为0，满足最大弯度斜率为0的要求；
将x＝PCmax代入f(C)中，可得f(C)＝Cmax，满足最大弯度位置处弯度为给定值的要求；
第二约束：对弯度分布函数f(C)进行求导得到f'(C)，将x＝PCmax代入f'(C)中，可得f'(C)为0，满足最大弯度斜率为0的要求；将x＝1 代入第二段函数，可得f(C)＝0，满足后缘处弯度为零的要求。
通过上述两个函数(即厚度分布函数和弯度分布函数)可以得到：翼型的厚度和弯度具体分布，两个分布为相对独立的，但是可通过x 相关联，例如，指定x数值时，具有对应的厚度和弯度的上、下翼面坐标点。
第三步，生成翼型坐标
目标翼型坐标分为上翼面和下上翼面坐标，该步骤中，根据厚度分布模型和弯度分布模型，获取同一弦长位置的厚度和弯度，生成目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据。
具体的，该步骤中生成的目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据可以为：
Figure BDA0003369598370000121
其中，хu为上翼面横坐标；yu为上翼面纵坐标；хd为下翼面横坐标；yd为下翼面纵坐标；x为相对弦长位置；θ为弯度在弦向位置x 处的切线切角。
该具体实施例中，以翼型最大相对厚度Tmax为12％、最大相对厚度位置PTmax为30％、最大相对弯度Cmax为6％、最大相对位置PCmax为40％、后缘相对厚度Te为0.2％为例，生成目标翼型的上翼面和下翼面的坐标。如图3所示，为本发明实施例中所生成的翼型厚度分布的示意图，如图4所示，为本发明实施例中所生成的翼型弯度分布的示意图，如图5所示，为本发明实施例中所生成的翼型效果的示意图，如图6所示，为本发明实施例中所生成的翼型升力系数与升阻比的示意图，如图7所示，为本发明实施例中所生成的翼型升力系数与力矩系数的示意图。从图6可以看出，在升力系数1.25附近时，升阻比接近140，具有良好的升阻比气动特性；从图7可以看出，升力系数在0～1.0范围内，力矩系数平稳，有利于飞行器平稳控制。
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种飞行器的翼型生成方法，其特征在于，包括：
步骤1，建立翼型的厚度分布模型，所述厚度分布模型通过厚度分段函数表示，且所述厚度分段函数以最大相对厚度、最大相对厚度位置和后缘相对厚度为输入，以弦长所有位置的厚度为输出；
步骤2，建立翼型的弯度分布模型，所述弯度分布模型通过弯度分段函数表示，且所述弯度分段函数以最大相对弯度和最大相对弯度位置为输入，以弦长所有位置的弯度输出；
步骤3，根据所述厚度分布模型和弯度分布模型，获取同一弦长位置的厚度和弯度，生成目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据。
2.根据权利要求1所述的飞行器的翼型生成方法，其特征在于，所述步骤1中所建立的翼型的厚度分布模型为：
Figure FDA0003369598360000011
其中，输入参数分别为最大相对厚度Tmax、最大相对厚度位置PTmax和后缘相对厚度Te，x表示相对弦长位置。
3.根据权利要求2所述的飞行器的翼型生成方法，其特征在于，所述步骤1中建立的厚度分布模型中，
第一厚度分段函数的约束条件为：前缘点厚度为零，前缘点斜率无穷大以保证翼型前缘具有一定前缘半径，以及最大厚度处斜率为零，最大厚度位置处的厚度为给定值；
第二厚度分段函数的约束条件为：最大厚度处斜率为零，以及后缘处厚度为给定值。
4.根据权利要求3所述的飞行器的翼型生成方法，其特征在于，
所述第一厚度分段函数的约束条件的验证方式包括：将x＝0代入厚度分布函数f(T)中，得到f(T)＝0；对厚度分布函数f(T)进行求导得到f'(T)，将x＝0代入f'(T)中，得到f'(T)为无穷大；将x＝PTmax代入f'(T)中，得到f'(T)为0；将x＝PTmax代入f(T)中，得到f(T)＝Tmax
所述第二厚度分段函数的约束条件中的验证方式包括：将x＝PTmax代f'(T)其中，得到f'(T)为0。
5.根据权利要求3所述的飞行器的翼型生成方法，其特征在于，所述翼型的上翼面和下翼面在各对应弦长位置连线的中点形成弯度线，定义弦线为X轴，弯度线上每点距X轴的距离为对应弦长位置的弯度；所述步骤2中建立的翼型的弯度分布模型为：
Figure FDA0003369598360000021
其中，输入参数分别为最大相对弯度Cmax和最大相对弯度位置PCmax，x表示相对弦长位置。
6.根据权利要求5所述的飞行器的翼型生成方法，其特征在于，
第一弯度分段函数的约束条件为：前缘弯度为零，以及最大弯度处斜率为零，最大弯度位置处弯度为给定值；
第二弯度分段函数的约束条件为：最大弯度处斜率为零，以及后缘处弯度为零。
7.根据权利要求6所述的飞行器的翼型生成方法，其特征在于，
所述第一弯度分段函数的约束条件的验证方式包括：将x＝0代入弯度分布函数f(C)中，得到f(C)＝0；对弯度分布函数f(C)进行求导得到f'(C)，将x＝PCmax代入f'(C)中，得到f'(C)为0；将x＝PCmax代入f(C)中，得到f(C)＝Cmax；
所述第二弯度分段函数的约束条件的验证方式包括：对弯度分布函数f(C)进行求导得到f'(C)，将x＝PCmax代入f'(C)中，得到f'(C)为0；将x＝1代入第二段函数，得到f(C)＝0。
8.根据权利要求1～6中任一项所述的飞行器的翼型生成方法，其特征在于，所述步骤3中，生成的目标翼型的上翼面和下翼面的坐标数据为：
Figure FDA0003369598360000031
其中，хu为上翼面横坐标；yu为上翼面纵坐标；хd为下翼面横坐标；yd为下翼面纵坐标；x为相对弦长位置；θ为弯度在弦向位置x处的切线切角。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN115593612A (zh) * 2022-12-15 2023-01-13 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所（Cn） 一种自配平抗失速高性能翼型

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